航天飞行器展开机构的制作方法

1.本发明涉及空间机构展开技术领域，尤其涉及航天飞行器展开机构。


背景技术：

2.随着国家加大对航空航天领域的投入，如卫星通信、导航、军事侦察、深空探测等空间科学技术得到飞速发展。而这些技术的发展都离不开空间天线。空间天线被称为卫星的“眼睛”，是卫星的重要组成部分。而空间可展开天线在空间可展开结构中具有非常重要的地位，是空间天线的主要组成部分。天线机构是卫星、飞船及空间站等航天器必不可少的主要部件，承担着测控、通信等多种任务。目前为止，可展开天线结构已经在包括军事、航天、信息技术等领域在内的多个领域内广泛使用。由于随着航天技术的发展，愈来愈多的应用场合需要大型可展天线结构，而之所以将空间可展开结构应用于飞行器天线之中是因为火箭的运载容积受到火箭技术发展的制约，运载容积的有限与天线的愈来愈大的体积之间的矛盾。
3.将可展结构应用于天线后，在发射状态时天线处于折叠锁紧状态，当飞行器进入预定轨道后，折叠的天线机构就在驱动机构的作用下由折叠状态逐渐展开至工作状态并锁定。空间可展开天线能否正常工作的重要一环就是在卫星进入轨道后在外界驱动力的作用下能否顺利展开。由于空间可展开天线口径大，收缩比大的特点，在展开过程中天线的不同折叠部件必然存在着相对运动，尤其是相对转动，因此铰链在天线的展开结构中扮演着不可或缺的角色。
4.在过去的数十年间，合成孔径雷达(synthetic aperture radar，sar) 作为一种先进的雷达技术，由于其相对传统光波段雷达具有全天候全天时功能，已经在众多的对地观测任务中出现了较为频繁的应用。合成孔径雷达是利用一个个规模较小的天线沿着长线阵列的方向等速移动并辐射相参信号，然后把在不同位置接收到的反射波相干处理后，从而获得较高分辨率的成像雷达。为了得到较高的观测分辨率，就需要尺寸较大的天线，这也导致合成孔径雷达天线板一般板基较厚、尺寸较大、具有较大的质量及折叠率较大，例如加拿大radarsat
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2天线重80okg，折叠体积仅7m。同时，合成孔径雷达成像对天线板平面精度要求较高。因此，对于可展开合成孔径雷达天线，展开后的平面精度及刚度是很重要的，这就需要可展开天线的铰链具有较高的精度、刚度及重复精度。特别是对于无背架式的雷达天线，天线刚度主要靠板间铰链保证，也可以说，铰链的性能在一定程度上决定了天线的性能。改善铰链性能的一种重要方法是在铰链中加入锁紧装置，装置锁定后可以使铰链结构刚度获得显著提升。此外，航天铰链锁定装置另一个设计约束就是要尽可能地减小质量。展开结构的驱动下，天线面板绕回转铰链展开运动，展开到位后铰链在锁紧装置的作用下自动锁定，并保持一定的刚度，以满足在各种载荷作用下卫星天线机构高刚度、高精度、轻质量的要求。
5.由于展开折叠的需要，铰链连接的两构件之间有相对运动，轴销与铰链孔之间必须有一定的间隙，使得两个铰链之间出现两个方向的平移自由度，产生锁定后相对位置的
误差；锥销与锥孔之间存在相对滑动，进一步影响了锁定精度。当为了降低制造成本而选用精度等级较低的配合时，间隙还有可能较大。而且随着机构运动时间的增加，铰链间的磨损加剧，铰链间的间隙也会增大。
6.机构中存在的铰链间隙，对机构有两个方面的影响。一方面，它可以补偿制造、装配误差和机构在运动过程中产生的热变形，而且也可以容纳润滑介质。另一方面，铰链间隙可能会产生很大的负面效应：它破坏了机构的理想模型，使机构的实际运动和理想运动之间产生了偏差；对静态机构来说，间隙的存在将会影响它的外形精度，对精密机械来说，尤其需要考虑这一点。最值得注意的是间隙在机械运动过程中所带来的动力学响应。由于间隙的存在，机构的运动过程中运动副元素会产生失去接触，待再次接触时会发生碰撞，引起振动。碰撞时产生的加速度、运动副反力等的幅值可能达到理想模型时的几倍甚至几十倍以上，增加了机构的动应力，引起机构运动的不稳定，产生剧烈的噪声、振动和磨损，降低了机构运动的稳定性、效率和运动的精度，甚至还有可能造成机构的破坏。例如航空航天领域，卫星经运载火箭运送到指定轨道后，通过展开锁定机构实现天线的展开与定位，对于大尺寸、高精度要求的展开结构与指向机构，其精度指标关乎系统的成败，在卫星上所使用的机构为铰接结构，由于铰链间隙的影响，铰接机构具有力学上的非线性特性与运动学上的不确定性，这为铰接板式卫星天线展开结构的分析增添了很大困难。由于间隙对机构的非线性影响，常会出现伸展机构失稳，定位精度不够，天线打开失灵等情况，导致航空航天器失效。另外，不论是卫星还是其他航天设备，在发射及运载过程中要经历各种动力学环境，在动态载荷的激励下，结构可能发生变形，甚至出现共振，从而造成设备损坏甚至发射失败。
7.现有技术中公开号为cn103595339b的专利文献针对大尺寸、高精度要求的展开结构所存在的机构可靠性差的问题，提出了一种新型柔性太阳电池阵展开装置，该装置中采用铰链机构实现个肋板之间连接，铰链机构由公铰、母铰、铰链转轴、滑销、滑销转轴、滑销固定架、滑销弹簧片、平面涡卷弹簧、铰链转轴固定螺母、滑销转轴固定螺母、滑销固定螺母、平面涡卷弹簧外挡杆组成；公铰与母铰通过铰链转轴相连，铰链转轴一端安装铰链转轴固定螺母实现轴向固定；铰链集成了主体板间锁定机构，滑销插入滑销固定架上的通孔，并安装滑销固定螺母实现相对固定，滑销转轴穿过滑销固定架的另一通孔及母铰上相应的通孔，并安装滑销转轴固定螺母实现与母铰的相连；滑销弹簧片与滑销转轴固连，滑销在公铰的边缘滑动；平面涡卷弹簧外档杆与母铰固结，平面涡卷弹簧外档杆用来固定平面涡卷弹簧，让平面涡卷弹簧储存一定的弹性势能，以张紧铰链机构。驱动机构为安装于铰链机构中的平面涡卷弹簧，驱动机构有60个。平面涡卷弹簧采用非接触型外端回转式，与铰链转轴固接，在帆板收拢时，处于压缩状态；释放后，平面涡卷弹簧驱动柔性帆板展开。锁定机构采用安装在铰链机构上的凸轮柱销式锁定机构，能多次重复锁定与解锁的过程。当整个柔性太阳电池阵帆板展开形成平面阵列时，滑销在平面涡卷弹簧的驱动下插入母铰链上的凹槽内，完成锁定。
8.又如现有技术中公开号为cn110518328a的专利文献所提出的一种适用于星载合成孔径雷达伞式网状天线的展开铰链，其展开铰链包括钩铰和锁铰，所述钩铰固定在天线底座上，所述钩铰与天线的径向肋连接，所述锁铰下端的一侧铰接在所述钩铰的上端，另一侧设有固设有滑道，所述钩铰的下端铰接锁定钩的下端，所述锁定钩的上端设有锁轴，所述
锁轴在第一片簧的作用下与所述滑道贴合设置，所述滑动上设有锁定槽，在展开锁定状态下，所述锁轴设在所述锁定槽内，所述钩铰的一侧设有连接所述钩铰和锁绞且对所述锁绞产生预拉力的卷簧。
9.目前主流的展开结构只有一个展开方向的限位，例如上述现有技术所提出的展开结构，展开后的刚度由弹簧的残余弹力或驱动机构提供，有些展开结构加了锁定销，能够起到逆止的作用，但是，锁定销与销孔之间存在着间隙，该间隙会导致展开部分在一个小角度范围内晃动，该晃动对于姿态控制精度造成很大的负面影响。对于展开质量较大的部件，展开后的刚度较小，展开组件整体频率会很低，很容易与姿控动作系统形成耦合效应，产生共振，让整个航天器的姿态不稳定，影响在轨任务。
10.此外，一方面由于对本领域技术人员的理解存在差异；另一方面由于申请人做出本发明时研究了大量文献和专利，但篇幅所限并未详细罗列所有的细节与内容，然而这绝非本发明不具备这些现有技术的特征，相反本发明已经具备现有技术的所有特征，而且申请人保留在背景技术中增加相关现有技术之权利。


技术实现要素：

11.针对现有技术之不足，本发明提供了航天飞行器展开机构，包括两个主铰链，其分别用于装配连接至待展开机构的两展开侧，还包括两个副铰链，各副铰链分别通过一副铰链扭簧连接至不同的主铰链，两个主铰链之间以及两个副铰链之间分别通过主铰链扭簧相连，其中，主铰链扭簧具有指向展开方向的第一扭矩，副铰链扭簧具有指向折叠方向的第二扭矩，待展开机构可按照第一扭矩和第二扭矩异步减小而使得主铰链间的相对运动受到第一限制作用的方式完成展开。
12.根据一种优选实施方式，所述航天飞行器展开机构还包括：固定销，其配置在一主铰链所对应的主铰链臂中；弹性部件，其可活动地配置在另一主铰链所对应的主铰链臂中，弹性部件具有相对固定销所形成的第一工作姿态和第二工作姿态，在航天飞行器展开机构展开到位时，弹性部件由第一工作姿态转换至第二工作姿态而使得主铰链间的相对运动受到第二限制作用。
13.根据一种优选实施方式，所述航天飞行器展开机构还包括至少一个调力堵头，调力堵头以其能够调节第一扭矩大小或第二扭矩大小的方式装配在至少一个铰链上。
14.根据一种优选实施方式，第一副铰链和第一主铰链之间的转动轴与第二副铰链和第二主铰链之间的转动轴同位于第一轴线，第一副铰链和第二副铰链之间的转动轴与第一主铰链和第二主铰链之间的转动轴同位于第二轴线，其中，第一轴线与第二轴线相垂直。
15.根据一种优选实施方式，副铰链与主铰链之间的转动角度为90
°
～180
°
，两主铰链之间或两副铰链之间的转动角度为0
°
～180
°
。
16.根据一种优选实施方式，第一主铰链和第二主铰链分别具有在航天飞行器展开机构的展开过程中相对彼此逐渐靠拢的一第二侧端面，两个第二侧端面被配置为在航天飞行器展开机构处于完全展开姿态下彼此抵接而使得主铰链间的相对运动受到第三限制作用。
17.根据一种优选实施方式，各主铰链共同构成主铰链单元，各副铰链共同构成副铰链单元，在航天飞行器展开机构处于完全展开姿态的情况下，副铰链单元与主铰链单元之间形成彼此垂直的折叠姿态。
18.根据一种优选实施方式，调力堵头被配置为可借助于外力作用而相对其所在位置所对应的铰链转动，或在撤去外力作用的情况下与其所在位置所对应的铰链相对固定。
19.根据一种优选实施方式，固定销上开设有用以对接滑销的固定销开口，滑销被配置为在卫星展开机构处于折叠姿态的情况下与固定销开口彼此错位，并且能够在卫星展开机构转换为完全展开姿态的情况下与固定销开口相对准。
20.本技术还提出了一种航天飞行器，包括至少两个展开侧，各展开侧之间采用如前所述的航天飞行器展开机构连接。
附图说明
21.图1是本发明提供的展开中间状态下的航天飞行器展开机构的简化正视透视示意图；
22.图2是本发明提供的折叠状态下的航天飞行器展开机构的简化整体结构示意图；
23.图3是本发明提供的展开中间状态下的航天飞行器展开机构的简化结构示意图；
24.图4是本发明提供的展开最终状态下的航天飞行器展开机构的简化结构示意图；
25.图5是本发明提供的滑销与固定销之间存在角度差的简化结构关系示意图；
26.图6是本发明提供的航天飞行器展开机构中滑销与固定销所在部位的简化局部结构示意图；
27.图7是本发明提供的滑销的简化仰视图示意图。
28.附图标记列表
29.1：第一主铰链
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2：第二主铰链
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3：第一副铰链
30.4：第二副铰链
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5：主铰链扭簧
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6：副铰链扭簧
31.7：润滑垫
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8：固定销
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9：滑销
32.10：滑销预紧压簧
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11：定位销孔
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12：调力堵头
33.13：固定销开口
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14：第一主铰链臂
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15：第二主铰链臂
34.16：第三主铰链臂
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17：第一端部
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18：第二端部
35.19：侧壁面
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20：顶部端面
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21：坡面
36.22：第一部分销体
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23：第二部分销体
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24：第一间隙
37.25：第二间隙
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26：第三间隙
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27：第一销体
38.28：第二销体
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29：第三销体
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30：第二侧端面
39.31：底面
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32：固定销的底部端面 33：第一合页
40.34：第二合页
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35：第一通孔
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36：第二通孔
41.37：第四间隙
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38：第一侧端面
具体实施方式
42.下面结合附图进行详细说明。
43.本技术提出了一种航天飞行器展开机构，至少包括主铰链单元、副铰链单元和消隙单元。
44.该主铰链单元主要包括第一主铰链1和第二主铰链2。
45.该第一主铰链1和第二主铰链2之间通过主铰链扭簧5彼此连接。第一主铰链1和第
二主铰链2上分别设有至少一个安装点，两者可分别与待展开机构的两展开侧相连接。从而支持待展开机构的两展开侧之间的可转动连接。优选地，在主铰链的四个转角所对应的位置处分别开设有一个安装点，提高主铰链与待展开机构之间的稳定性以及安装精确度。优选地，第一主铰链1和第二主铰链2上还分别开设有至少一个定位销孔，用以进一步提升主铰链与待展开机构之间的安装精确度。第一主铰链1和第二主铰链2上可开设有两个定位销孔。定位销孔可以是按照其中心轴线与所在主铰链上的至少两个定位销孔所分别对应的中心轴线均在同一平面上的方式开设在主铰链上。位于不同主铰链上的不同定位销孔所分别对应的中心轴线可均位于同一平面上。
46.未展开时，通过施加外力作用可使主铰链扭簧5发生弹性压缩，进而第一主铰链1与第二主铰链2朝向靠近彼此的方向转动，以此实现两者之间的相互折叠，待展开机构的两展开侧也彼此重叠。需展开时，撤去施加的外力作用，主铰链扭簧5储存的弹性势能释放，提供反向扭矩，驱动第一主铰链 1与第二主铰链2相对彼此发生转动，待展开机构的两展开侧随之展开。该过程下即完成了待展开机构从收叠状态向展开状态的过渡过程。优选地，待展开机构还可配置有可提供伺服电机驱动的驱动机构，扭簧驱动与伺服电机驱动组合配合作用，铰链处的扭簧可用以补偿展开过程中所需的驱动力矩。
47.在待展开机构从收叠状态向展开状态的过渡过程中，为第一主铰链1与第二主铰链2之间的相对运动提供补偿性驱动力的，主要是由主铰链扭簧5 所释放的弹性势能的大小。主铰链扭簧5所提供的驱动力，需要能够带动第一主铰链1和与之对应的展开侧与第二主铰链2和与之对应的展开侧之间相对转动直至展开至预定姿态，因此对于需要多处进行展开的单个装置而言，其具有多个不同位置处的不同待展开机构，不同待展开机构的两展开侧之间的阻力大小不同，即要求分别为其提供不同大小的驱动力作用。对此，现有技术中通常针对单个装置上不同位置处的不同待展开机构选用不同的主铰链扭簧5，不同主铰链扭簧5所能够提供的驱动力大小不同，不同的主铰链扭簧5的钢丝直径、回转直径、扭簧材质、圈数等不同，装配时要求指定位置必须采用指定的主铰链扭簧5，极大地提高了装配难度，并且针对装配后需结合使用的模拟实验系统而言，需要针对多个位置分别地录入不同主铰链扭簧5的多项参数，增大了实验人员负担且模拟实验系统的数据处理量也大大增加，不利于实验结果精度。此外，后期的模拟实验过程中往往需要配置提供的驱动力大小不同，用以模拟计算最优结构及参数的配置方案，以及不同任务不同工作环境下也将要求航天飞行器展开机构具有特定的展开驱动力大小，现有的主铰链扭簧5的扭力是固定不可调节的，导致装配完成后的航天飞行器展开机构只能应用在特定任务上，限制了航天飞行器展开机构的适用范围。
48.基于此，本技术在传统的主铰链扭簧5的基础上结合了调力堵头12，利用调力堵头12的小尺寸优势以及可靠性优势，使得本技术所提出的航天飞行器展开机构可针对装置上所需展开驱动力不同的不同位置处，可以不加区别地使用同一配置参数下的主铰链扭簧5，通过调力堵头12来适应性地调节主铰链扭簧5所提供的展开驱动力大小。一方面，在该设置下，无需再要求指定位置必须采用指定的主铰链扭簧5，单个装置上所有位置处的待展开机构均可采用同一配置参数下的主铰链扭簧5，极大地降低了装配难度，有利于降低工作人员工作负担。另一方面，在该设置下，由于所有位置处的待展开机构可采用的是同一配置参数下的主铰链扭簧5，工作人员只需录入不同位置处个别具有差异的较少的参数值例如调力
堵头12的相关参数等，无需再针对多个位置分别地录入不同主铰链扭簧5的多项参数，极大地减少了工作人员的工作内容，并且减少了后期模拟实验或真正应用场景中系统所需处理的数据量，有利于提升系统的响应速度以及实验结果精度。此外，无须拆卸后重新组装或同时配置多套具有不同展开驱动力大小的航天飞行器展开机构，即可针对不同需求对扭力进行适应性调节，使得该航天飞行器展开机构的适应性更强，适用范围更广。
49.该调力堵头12可以是按照其贯穿至少一个主铰链的铰链臂且其与该铰链臂内壁之间具有摩擦力的方式相对固定在主铰链上。
50.该调力堵头12可借助于外力作用而相对主铰链转动。
51.该主铰链扭簧5的一端固定在调力堵头12上，进而在外力作用使调力堵头12相对主铰链转动时，主铰链扭簧5随之扭转而增大其扭力或减小其扭力。
52.该调力堵头12可在撤去外力作用的情况下与至少一个主铰链相对固定。此处相对固定指的是调力堵头12既不会相对转动也不会发生相对位移。即可保持经调力堵头12调节后的主铰链扭簧5的工作状态。
53.该调力堵头12的外端部上开设有调节孔，工作人员可通过采用与该调节孔相匹配的辅助设备来实现调力堵头12的角度调控。优选地，调力堵头12的外端部上开设有内六角孔，安装时，采用内六角扳手从调力堵头12外端调节调力堵头12的角度，以改变扭力的大小。
54.作为一种优选实施方式，调力堵头上开设有至少一个螺纹孔，在铰链臂上开设有一间隙孔或一对彼此对准的间隙孔对，转动调力堵头可使其一螺纹孔与间隙孔相对应，通过安装同时贯穿螺纹孔与间隙孔的外部连接部件可实现调力堵头在铰链上的相对固定。外部连接部件可以是与之对应的螺钉等。至少一个螺纹孔按照其沿调力堵头的周向间隔布置的方式设于调力堵头上。例如，调力堵头具有等距布置的4个螺纹孔，即可实现每90
°
的调力。例如，调力堵头具有等距布置的6个螺纹孔，即可实现每60
°
的调力。当调到合适位置，两孔同轴时，拧上定位螺钉即可锁定当前扭力。
55.该第一主铰链1与第二主铰链2上分别对应的主铰链臂间彼此配合，并共同配合形成连续贯通且用以装配主铰链扭簧5和调力堵头12的空腔。第一主铰链1与第二主铰链2之间至少借助于装配在其主铰链臂空腔中的主铰链扭簧5和调力堵头12实现可转动连接。
56.在本技术中，如图1所示，以第一主铰链1上靠近第二主铰链2的一侧的两个端部分别向外延伸而形成该第一主铰链臂14和第二主铰链臂15为例，第二主铰链2上靠近第一主铰链1的一侧的中部向外延伸而形成该第三主铰链臂16。
57.优选地，彼此相邻的两个铰链臂之间设置有润滑垫。在展开时，润滑垫能够为相邻的两个运动副之间起到润滑作用。铰链臂的材料可以为与铰链相同的铝合金，彼此相邻的两个铰链臂之间若长期紧贴，会存在冷焊风险，但若彼此相邻的两个铰链臂之间保留过大的间隙，又会影响精度，对此，本技术采用以聚四氟乙烯制备的润滑垫加入到两个铰链臂之间，聚四氟乙烯材质的空间环境适应性很好，作为润滑垫可以起到很好的润滑作用。
58.该调力堵头12安装在第一主铰链臂14的空腔内壁上。如图1所示，调力堵头12的一端贯穿进第一主铰链臂14的空腔并延伸至第三主铰链臂 16的空腔。
59.该调力堵头12的主体部分可以为圆柱体状结构，其主体部分的尺寸与第一主铰链臂14的空腔的尺寸相适配。
60.该主铰链扭簧5安装在第三主铰链臂16的空腔中，且其两端分别固定连接至第三主铰链臂16的空腔内壁和调力堵头12，以协助第一主铰链1与第二主铰链2完成折叠展开。
61.在航天飞行器展开机构中，由于配合的需要，通过铰链连接的两展开侧之间有相对运动，轴销与铰链孔之间必须有一定的间隙，使得两个铰链之间存在两个方向上的平移自由度，将导致锁定后相对位置的误差的出现。并且，随着机构运动时间或次数的增加，铰链间的磨损加剧，铰链间的间隙也会增大。对此，本技术通过对传统的铰链式航天飞行器展开机构进行改进，向航天飞行器展开机构中引入与主铰链单元配合作用的消隙单元，能够在折叠展开过程中主动地为主铰链单元提供预紧载荷和消除机构间隙的作用，从而可有效解决机构展开精度不高，展开后影响姿控的问题。
62.该消隙单元主要包括固定销8、滑销9以及滑销预紧压簧10，其均配置在由若干主铰链臂所共同形成的空腔中。
63.该固定销8固定连接在第三主铰链臂16的空腔中。固定销8上与第三主铰链臂16上可分别开设有彼此对应的定位孔，在将固定销8置入第三主铰链臂16的空腔后，可通过定位组件依次贯穿分别与第三主铰链臂16和固定销8对应的定位孔的方式，实现固定销8在第三主铰链臂16中的固定。固定销8不会相对转动也不会发生相对位移。
64.如图1所示，固定销8的主体部分呈圆柱体状结构，其主体部分的一端贯穿出第三主铰链臂16的空腔并延伸至第二主铰链臂15的空腔。
65.该滑销9滑动连接在第二主铰链臂15的空腔中。
66.该滑销9能够保持沿与第二主铰链臂15的空腔的中心轴线相平行的方向在第二主铰链臂15的空腔中滑移。
67.该滑销9具有彼此依次固接的第一销体27、第二销体28和第三销体29。
68.该第二销体28的形状尺寸与第二主铰链臂15的空腔的尺寸相适配，而使得滑销9仅具有两个彼此相反的方向上的平移自由度。
69.该第三销体29上套设有滑销预紧压簧10，滑销预紧压簧10的一端固定连接在第二主铰链臂15的空腔内壁上。滑销预紧压簧10的另一端可以固定连接在滑销9上，或仅仅抵接在第二销体28上。
70.该滑销预紧压簧10以压缩姿态安装在第三销体29上，从而具有可推动滑销9在第二主铰链臂15的空腔中移动的驱动力。
71.在滑销9受到外力作用而具有反向运动趋势时，滑销预紧压簧10压缩，滑销9可反向滑移。
72.固定销8的一端开设有固定销开口13，用以匹配滑销9的第一销体27。当施加在滑销9上的限制其朝向固定销8所在侧移动的外力作用撤除时，滑销预紧压簧10释放其弹性势能，推动滑销9朝向固定销8所在侧移动，第一销体27可贯穿进该固定销开口13，限制滑销9的进一步运动趋势。
73.该固定销开口13可以是非规整形状。此处的非规整形状是相对规整形状而言的，规整形状是指所有侧壁面19均与由主铰链臂所形成的空腔的贯通方向相平行的形状。规整形状可以例如是圆柱体状、长方体状、正方体状等。
74.该固定销开口13的内腔形状能够与滑销9上第一销体27相配合，并限制滑销9相对其内腔的转动运动趋势。固定销开口13的内腔与第一销体 27上各自对应的接触面的角度
大于两者所分别对应的材料之间形成的摩擦角。在滑销9对接滑入固定销开口13后，即使铰链臂之间受到外界很大的扭力，两者的接触面之间不会发生相对滑动，处于自锁状态。
75.该固定销开口13中具有沿其所在的固定销8的第一端部17至固定销8 的第二端部18的方向延伸且呈倾斜设置的至少一个侧壁面19。至少两个侧壁面19朝向靠近彼此的方向倾斜。固定销开口13的开口程度在自固定销8 的第一端部17指向第二端部18的方向上呈递减趋势。
76.作为一种优选实施方式，该固定销开口13至少在固定销8上彼此相邻但互不平行的两个端面上具有开放端。从而即使是在滑销9未完全对准固定销开口13的情况下，也能够保障滑销9能够对接插入固定销开口13中，避免由于滑销9未对准固定销开口13而卡在固定销8的外端面上的问题。优选地，固定销开口13也可以仅具有开设在固定销8的第一端部17的底部端面上的开放端，即固定销开口13类似于开设在固定销8上的凹槽。进一步优选地，固定销开口13可开设在固定销8的中心位置处，对应地，滑销9的第一销体27位于第二销体28的中心位置而与固定销开口13相对应，以保证两者顺利对接。
77.该滑销9的第一销体27的顶部端面20上具有通过沿其端面外边缘去除材料而形成的至少一个坡面21。从而可进一步避免滑销9顶部端面20卡在固定销8外端面上的问题，保障滑销9与固定销8之间的顺利对接。此外，在未设置坡面21的情况下，滑销9的顶部端面20较大并直接抵压在固定销8的底部端面上，面接触下的力作用面积较大，当航天飞行器展开机构展开而驱使滑销9与固定销8之间发生相对转动时，两者之间的相对摩擦作用较大，增大驱动用能耗，对此，在本技术中，通过在滑销9的顶部端面20 设置坡面21，在低制造成本以及简单工艺下，将面接触转换为了线接触和/ 或点接触，极大地降低了力作用面积，从而滑销9与固定销8之间的相对摩擦作用较小，可降低驱动用能耗。
78.该顶部端面20还具有在通过沿其端面外边缘去除材料而形成有至少一个坡面21后由若干坡面21围绕而限定得到的顶面。
79.该滑销9的第一销体27的顶部端面20可配置为在形成坡面21和顶面前与所述顶面共面的平坦面。
80.利用假想剖切面以倾斜式在顶部端面20的外边缘去除材料可形成至少一个坡面21，并且所形成的相邻坡面21彼此相交于同一棱线。以由若干坡面21围绕而限定得到的顶面的垂直中心线作为中心轴，若干棱线分别绕该中心轴转动可与彼此相重合。
81.假想剖切面可以是平面或是曲面或是平面与曲面的组合面。
82.利用假想剖切面以倾斜式在顶部端面20的外边缘去除材料可形成至少一个坡面21，并且所形成的相邻坡面21彼此相交于同一条棱。在坡面21 呈相对第一销体27的物理重心向外突出的曲面形时，所述棱处可通过平滑处理使得该棱相邻的两个坡面间连续延伸。
83.在坡面21为平面形时，所述棱处可通过平滑处理使其形成位于相邻坡面间的具有一定弧度的弧面棱。
84.该第一销体27可以被配置为与固定销开口13相适配的形状。
85.作为一种优选实施方式，固定销开口13按照偏心的方式开设在固定销 8的第一端部。固定销开口13开设在固定销8的外边缘处，该位置为临界位置。在未展开时，滑销9未对准固定销开口13；快展开到位时，滑销9 与临界位置相对准，此时，滑销9对接滑入固定销开口13而形成锁死。在该过程中可避免滑销9出现悬在中心位置的状态，将临界位置设置到外
边缘处可更好地利用滑销预紧压簧的有效行程。滑销预紧压簧开始动作就可使得滑销9与固定销开口13之间快速达到锁死，从而可最大程度地规避滑销9 滑入触底后而滑销9与固定销开口13内腔之间的接触面却未压紧锁死的风险。
86.在将固定销8固定装配在第三主铰链臂16的情况下，固定销开口13 的位于固定销8的侧面上的开放端可同时覆盖第三主铰链臂16的部分内腔和部分第二主铰链臂15的部分内腔。固定销8的侧面可以是指其圆柱形状的侧面。
87.沿固定销开口13的位于固定销8的侧面上的开放端，观察固定销开口 13内部的侧壁面19，侧壁面19的延伸方向相对固定销8上用以围绕形成固定销开口13的外边缘的区域侧面的法向方向呈倾斜姿态。
88.沿固定销开口13的位于固定销8的底部端面上的开放端，观察固定销开口13内部的侧壁面19，侧壁面19的延伸方向相对固定销8的中心轴线呈倾斜姿态。
89.该固定销8的底部端面可以为圆形面，固定销开口13的位于固定销8 的第一端部17的底部端面上的开放端至少覆盖了固定销8的底部端面的圆心所在的区域。
90.该第一销体27固接在第二销体28上与固定销开口13能够相互对接的位置上。
91.该固定销8延伸出第三主铰链臂16空腔的部分仅套接在第二主铰链臂 15空腔中而各自的转动运动彼此独立互不影响。但由于固定销8延伸出第三主铰链臂16空腔的部分套接在第二主铰链臂15空腔中，因而第一主铰链1与第二主铰链2之间在由主铰链臂所形成的空腔的延伸方向上可能出现第一间隙24。
92.同时，为保证第一主铰链1与第二主铰链2之间的相对转动，固定销8 仅固定连接在第三主铰链臂16的空腔内壁上，而未与第二主铰链臂15相连，因而第一主铰链1与第二主铰链2之间在两者的并列方向上也可能出现第二间隙25。对此，在本技术中，可通过消隙单元同时解决上述第一间隙 24与第二间隙25的问题，实现第一主铰链1与第二主铰链2在各个方向上的相对稳定，极大地提高展开后航天飞行器展开机构的精度。
93.该固定销8固定在第三主铰链臂16空腔中，而滑销9相对固定在第二主铰链臂15空腔中，并且滑销9与固定销8之间的匹配对接关系唯一，因此，在航天飞行器展开机构处于未展开姿态时，第一主铰链1与第二主铰链 2之间的相对位置关系对应着固定销8与滑销9之间的相对位置关系，此时第一销体27与固定销开口13彼此相对错位，滑销预紧压簧10处于压缩状态，滑销9无法对接固定销8。即此时第一主铰链1与第二主铰链2存在第一间隙24与第二间隙25，保证两者能够进行相对转动。
94.在航天飞行器展开机构处于完全展开姿态时，第一销体27与固定销开口13从错位转换至对准，滑销预紧压簧10释放弹性势能，推动固定销8 滑移，使第一销体27对接滑入固定销开口13。在由主铰链臂所形成的空腔的延伸方向上，第二主铰链臂15本身长度是固定的，而滑销9相当于可自由伸缩长短的第二主铰链臂15，滑销9在滑销预紧压簧10的支持下紧紧的抵接在固定销8中。从整体而言，可将固定销8内化至第三主铰链臂16的内部结构，可将滑销9内化至第二主铰链臂15的内部结构，即，等同于第二主铰链臂15与第三主铰链臂16两者之间完全稳固而无第一间隙24。此处对准可以是指两者大致对准，即第一销体27完全位于固定销开口13内。针对不同空隙宽度的第一间隙24而言，由于滑销预紧压簧10释放弹性势能，可持续地保持滑销9与固定销8之间的紧固抵接关系，以此消除第一间隙24。
95.同时，在第一主铰链1与第二主铰链2之间的并列方向上，由于滑销9 与固定销8之
间的匹配对接关系唯一，滑销9与固定销8之间完全契合而无法发生水平方向上的位移，即，等同于第二主铰链臂15与第三主铰链臂16 两者之间完全稳固而不会受到第二间隙25的影响，以此消除第二间隙25。在本技术中所提及的消除两者之间的间隙，并非一定是指使两者紧密靠拢而使间隙消失，而主要是指消除由于两者之间的间隙所导致的两者之间所存在的小幅度的相对运动趋势或相对运动能力，即可以是指保留了间隙但形成间隙的两者之间所存在的小幅度的相对运动趋势或相对运动能力被抑制。
96.根据一种优选实施方式，调力堵头的一端以及固定销的一端均设置有两个突起部。两个突起部可以是通过沿某一直径方向去除一圆柱体上具有一定厚度的材料的方式所同时形成的彼此呈对半式设置的两个部件。扭簧的一端固接在两个突起部之间所形成的缺口中以使扭簧能够有效储能。
97.优选地，固定销上延伸至第二铰链臂内的部分销体与第二铰链臂的空腔内壁之间的第三间隙可填充有固体润滑剂二硫化钼。固体润滑剂二硫化钼在提供润滑作用以保证两者之间的相对转动能力的基础上，既可以填补两者之间的微小间隙，还能够实现更精细的孔轴配合结构。
98.第二销体28与第二主铰链臂15的空腔内壁之间存在第六间隙，第一销体27对接锁定至固定销开口13后与固定销开口13之间存在第五间隙，这些间隙的叠加作用下易造成展开结构在实际使用时出现轻微摆动的问题，第一销体27与固定销开口13之间锁定状态不唯一，无法保证展开精度。对此，在本技术中，第一销体27与固定销开口13被配置为在展开结构处于完全展开姿态而使得该两者相对准时下呈非完全适配姿态。两者相对准的时刻主要指的是施加在滑销预紧压簧10的外力撤除而使其能够释放弹性势能来驱使滑销朝向固定销开口13移动的时刻。非完全适配姿态也可以是指非完全对准姿态，主要指的是完全展开后两者之间也具有一定的角度差。该角度差可以是在制造过程中就预先设计好了的在展开结构完全展开时滑销9 与固定销8之间出现预设的角度差。该角度差不小于第六间隙的间隙宽度和第五间隙的间隙宽度之和。在该角度差的设置下，将迫使完全展开的展开结构保持在固定的锁定状态下，消除第六间隙与第五间隙。
99.第一销体27与固定销开口13被配置为在航天飞行器展开机构处于完全展开姿态下呈非完全对准姿态。即，在装配时，就预先设计好了在航天飞行器展开机构完全展开时滑销9与固定销8之间存在预设的角度差。
100.优选地，主铰链扭簧5具有指向展开方向的第一扭矩。副铰链扭簧6具有指向折叠方向的第二扭矩。待展开机构可按照第一扭矩和第二扭矩异步减小而使得主铰链间的相对运动受到第一限制作用的方式完成展开。
101.本技术中所提及的“限制某部件的自由度”可以是指使得某部件原本可进行的运动被限制。自由度可以是指某部件可进行的某一运动的运动能力。
102.本技术中所提及的“预紧载荷”可以是指在展开到位前或装配时就已经设有的能够驱使两部件间趋近相对稳定的作用力。
103.本技术中所提及的“同步或异步运动”可以是指两者可彼此联动而同步运动，或彼此取消联动关系而可在时间上先后执行与之对应的运动。
104.优选地，滑销9和滑销预紧压簧10共同构成弹性部件。弹性部件可活动地配置在另一主铰链所对应的主铰链臂中。弹性部件具有相对固定销8所形成的第一工作姿态和第二
工作姿态。在展开到位时，弹性部件由第一工作姿态转换至第二工作姿态而使得主铰链间的相对运动受到第二限制作用。
105.优选地，第一主铰链1和第二主铰链2分别具有在航天飞行器展开机构的展开过程中相对彼此逐渐靠拢的一第二侧端面30。两个第二侧端面被配置为在航天飞行器展开机构处于完全展开姿态下彼此抵接而使得主铰链间的相对运动受到第三限制作用。
106.第一限制作用主要是通过驱使副铰链单元动作后，副铰链单元将在主铰链单元的展开方向形成一个很大的承力界面，以此限制两个主铰链之间朝向折叠方向的运动趋势，可大幅提高展开后的刚度。第二限制作用主要是利用展开过程中弹性部件的相对工作姿态的转换，弹性部件与固定销8相对接后限制了两个主铰链之间的相对转动，从而进一步限制两个主铰链之间朝向折叠方向的运动趋势。第三限制作用不同于第一限制作用与第二限制作用，第三限制作用主要是限制两个主铰链之间的继续展开运动趋势，以保证展开精度。本技术中所提及的弹性部件主要包括滑销9以及滑销预紧压簧10。主铰链扭簧5具有指向展开方向的第一扭矩，副铰链扭簧6具有指向折叠方向的第二扭矩，主要是指主铰链扭簧5能够驱使与之相连的两展开侧朝向展开的方向转动，副铰链扭簧6能够驱使与之相连的两展开侧朝向折叠或靠拢的方向转动。本技术所提及的扭簧的展开方向与折叠方向并非彼此相反的两个方向，而是指该扭簧所在位置处对应的两个展开侧的展开方向或折叠方向，即，本技术所提及的扭簧的展开方向与折叠方向可能异面，也可能共面。
107.弹性部件具有第一工作姿态和第二工作姿态，第一工作姿态主要指的是弹性部件中滑销9与固定销开口13彼此错位，第二工作姿态主要指的是弹性部件中滑销9对接滑入固定销开口13内。
108.例如现有技术中公开号为cn110155373b的专利文献为解决现有销锁定后基体与展开件之间的径向间隙对折展机构的可靠性及稳定性的影响的问题，提出了一种折展机构连接处径向间隙的消除装置，首先将展开件的凸台放置在基体的凹槽内，然后将转轴由小径端从基体的第二销孔中插入，当转轴的外螺纹段与展开件的内螺纹段相互接触时，转动转轴完成展开件与转轴之间的螺纹连接；随后继续转动转轴直至展开件的第三销孔与转轴配合安装并具有一定的预紧力，然后依次将第一紧环和第二紧环分别过盈套装在转轴的小径端和大径端，最后将展开件折叠至初始折叠状态，如图所示。当展开件需要展开时，展开件旋转，由于第一紧环和第二紧环共同限制转轴的自由度，使转轴与基体成为一体结构，展开件相对转轴转动，在内螺纹段和外螺纹段的配合下使展开件与转轴在x方向的间隙变小，并且由于转轴为截顶圆锥体，第三销孔为内锥孔，故当展开件相对于转轴由小径端向大径端移动时，使展开件的第三销孔与转轴完成配合安装，消除展开件与转轴间的径向间隙。该消除装置能够在保证可展开件顺利展开的同时有效地消除可展开件锁定后可展开件与转轴、可展开件侧面与基体件内侧面之间的间隙，避免间隙对折展机构的刚度和基频的影响，从而影响折展机构的抗干扰能力。此外，转轴与展开件间采用螺纹段连接的传动方式。
109.然而，其所提出的该装置所实现的间隙消除过程，是与展开机构的展开过程同步进行而逐渐完成的，即，在展开机构的展开过程中，随着展开程度越大，展开机构间的间隙越小，直至展开到位后间隙才被消除。在展开过程中间隙持续存在，导致展开机构的刚度和基频易受外界影响，引起部件间的高频振动，从而对展开机构的抗干扰能力造成严重影响，姿态控制精度低。
110.对此，在本技术中，将扭簧预紧压簧配置为始终处于压缩状态，尤其针对处于折叠姿态与未完全展开姿态下的主铰链单元而言，扭簧预紧压簧处于压缩状态而使得滑销9紧抵在固定销8上，消除了主铰链臂之间在轴向上的间隙，从而第一主铰链1与第二主铰链2之间在轴向上始终保持无间隙，并且由于轴向上的张紧相当于限定了第一主铰链1与第二主铰链2之间在径向上的相对运动趋势，周向上的阻力较小而不会过度影响两者间的相对转动能力，以此，在展开的过程中，第一主铰链1与第二主铰链2可自由地相对转动而两者间的径向运动趋势以及轴向运动趋势均受到限制。即，在展开过程中在不影响展开过程的同时消除了间隙，增强了机构的刚度和基频的稳定性，可有效提高展开机构的抗干扰能力以及姿态控制精度。
111.该副铰链单元主要包括彼此转动连接的第一副铰链3和第二副铰链4。
112.该第一副铰链3和第二副铰链4分别与第一主铰链1和第二主铰链2 转动连接，并使得第一副铰链3和第二副铰链4能够彼此同步地一起相对主铰链单元转动。
113.该第一副铰链3和第一主铰链1之间的转动轴与第二副铰链4和第二主铰链2之间的转动轴同位于第一轴线。第一副铰链3和第二副铰链4之间的转动轴与第一主铰链1和第二主铰链2之间的转动轴同位于第二轴线。第一轴线与第二轴线相垂直。从而使得副铰链单元可整体相对主铰链单元转动。或以第一副铰链3和第一主铰链1作为一展开侧，以第二副铰链4和第二主铰链2作为另一展开侧，两展开侧之间可相对转动。
114.该航天飞行器展开机构是太阳翼的核心部件，用于实现电池板的展开和锁定功能，常用的展开驱动机构一般分为有源展开驱动机构和无源展开驱动机构。目前主流的展开机构只有一个展开方向的限位，展开后的刚度由弹簧的残余弹力提供，有些展开机构加了锁定销，能够起到逆止的作用，但是锁定销与销孔之间存在着间隙，该间隙会导致展开部分在一个小角度范围内晃动，该晃动对于姿态控制精度造成很大的负面影响。对于展开质量较大的部件，展开后的刚度较小，展开组件整体频率会很低，很容易与姿控动作系统形成耦合效应，产生共振，让整个航天器的姿态不稳定，影响在轨任务。即，航天飞行器展开机构展开后依赖于展开驱动机构的锁定作用而可保持大致上的锁定角度，然而同时，由于展开后的展开直径大，受到外界影响较大，导致结构稳定性以及结构刚度差。对此，在本技术中，提出了主铰链单元与副铰链单元结合作用以增强航天飞行器展开机构展开后的结构稳定性以及结构刚度。驱使副铰链单元动作后，副铰链单元将在主铰链单元的展开方向形成一个很大的承力界面，以此可大幅提高展开后的刚度。
115.该第一副铰链3与第二副铰链4之间通过一主铰链扭簧5和一调力堵头 12实现两者间的转动连接。此处的调力堵头12装配在副铰链单元上远离主铰链单元的一端，可便于调节。第一副铰链3与第二副铰链4之间的主铰链扭簧5被配置为在航天飞行器展开机构处于折叠姿态时处于压缩状态。
116.该第一主铰链1与第一副铰链3之间通过一副铰链扭簧6和两个调力堵头12实现两者间的转动连接。此处的两个调力堵头12分设于副铰链扭簧6 的两侧，副铰链扭簧6的两端分别固定连接于两个调力堵头12上。副铰链扭簧6被配置为在航天飞行器展开机构处于折叠姿态时处于伸长状态。调力堵头12既可以作为扭力调节用零部件，也可作为非扭力调节用的紧固件，从而减少了装配展开结构时所需采用的零件种类，多部位上的零部件之间可通用，可极大地增强装配效率以及降低制造成本。
117.第一主铰链1包括第一合页33、第一主铰链臂14和第二主铰链臂15，其中，第一主铰链臂14和第二主铰链臂15固定在第一合页33的同一侧边，且彼此间隔，第一主铰链臂14和第二主铰链臂15内部设有彼此同轴的第一通孔35。
118.第二主铰链2包括第二合页34和第三主铰链臂16，其中，第三主铰链臂16固定在第二合页34的面向第一、第二主铰链臂的一侧边，第三主铰链臂的内部设有第二通孔36。第一主铰链臂14与第二主铰链臂15之间所形成的间隔允许第三主铰链臂16以其第二通孔36与第一通孔35同轴相对的方式置入。
119.第三主铰链臂16以其第二通孔36与第一通孔35同轴相对的方式置入第一主铰链臂14与第二主铰链臂15之间所形成的间隔中。第三主铰链臂 16与第二主铰链臂15之间在第一通孔35的轴向上具有第一间隙。第三主铰链臂16与第一主铰链臂14之间在第一通孔35的轴向上具有第四间隙 37。
120.第一主铰链臂14的空腔中装配有一端延伸至第三主铰链臂16的空腔中的第一转轴，该第一转轴的另一端固定在第一主铰链臂14上。
121.第三主铰链臂16的空腔中装配有一端延伸至第二主铰链臂15的空腔中的第二转轴，该第二转轴的另一端固定在第三主铰链臂16上。
122.第一主铰链1与第二主铰链2之间通过彼此同轴设置的第一转轴和第二转轴彼此转动连接。第一转轴和第二转轴可以是指调力堵头或固定销。
123.从垂直于第一主铰链1的第一合页33所在平面的方向观察彼此转动连接的第一主铰链1与第二主铰链2，并以第一通孔35的轴向为y轴、与之相垂直的横向为x轴，建立直角坐标系，第一主铰链1位于由y轴正方向与x轴负方向所共同的限定的第二象限内，第二主铰链2与第一主铰链1 相重叠位于第二象限内，此时第一主铰链1与第二主铰链2处于折叠状态。第二主铰链2能够以y轴为中心轴，相对第一主铰链1绕y轴朝向远离第一主铰链1的方向转动至第二象限，此时第一主铰链1与第二主铰链2处于展开状态。
124.第二转轴/固定销8固定在第三主铰链臂16上，且其朝向远离第三主铰链臂16的空腔的一端上开设有固定销开口13，固定销开口13具有竖向向下的楔形开口，用于至少在周向上锁定滑销9。
125.在本技术中，第一主铰链1与第二主铰链2各自分别借助于单个的短轴体即实现了两者间的转动连接，而非依赖于现有技术中通常所采用的同时贯穿所有铰链臂的长轴体，短轴体相对长轴体具有更小的重量，并且单个的短轴体仅需采用单个固定用螺钉即可稳定装配在主铰链上，相比于现有技术中借助于两端面积比通孔横截面更大的端盖以实现通孔内限位的长轴体，螺钉装配的稳定性更高，能够更好地把控间隙尺寸，极大地提升精度，基于上述设置，在实现两者间的转动连接的同时，还降低了装置的整体重量，在大型可展天线结构对连接部件用量具有如此大的需求的情况下，能够极大地降低火箭的运载负荷，有利于升空任务的顺利进行以及在轨的顺利展开，实现更高的姿控精度。优选地，短轴体可以是按照其所对应的彼此转动连接的两者而有所区别，其主要是指调力堵头和/或固定销。
126.第二主铰链臂15的通孔内设有滑销9，滑销9能够沿该通孔的轴向前后滑移。滑销9的轴向内端与固定销开口13的楔形开口形状互补。
127.第二主铰链臂15的通孔内设有滑销预紧压簧10，滑销预紧压簧10的一端以滑销预紧压簧10的压缩方向与第一通孔35同轴的方式固定在第一通孔35中。滑销预紧压簧10的一
端固定在第二主铰链臂上第一通孔35的底部开口的内壁上。滑销预紧压簧10的另一端抵靠在滑销9的一端，滑销预紧压簧10被预配置为压缩姿态。
128.在第一主铰链1与第二主铰链2处于折叠状态时，滑销9与固定销开口 13彼此错位，滑销预紧压簧10处于第一压缩姿态而驱使滑销9紧抵在固定销开口13上，并且在上述坐标系中观察，第一主铰链1沿轴向朝向y轴负方向移动，使得第一主铰链臂与第三主铰链臂之间相互抵接而消除第四间隙 37，同时第二主铰链臂与第三主铰链臂之间的第一间隙增大，其间隙变化的为第四间隙37在轴向上的宽度距离。
129.在第一主铰链1与第二主铰链2由折叠状态转换至展开状态时，滑销9 与固定销开口13处于对准状态，滑销预紧压簧10释放弹性势能而转换至第二压缩姿态，驱使滑销9移动并对接至固定销开口13中。
130.滑销9包括依次沿轴向设置的且彼此固定的第一销体27、第二销体28 和第三销体29。第一销体27作为滑销9的轴向内端与固定销开口13的楔形开口形状互补。
131.第二销体28为与第一通孔35的内壁相匹配的形状，使其能够在外力作用下在第一通孔35内沿轴向滑移。第二销体28可以是圆柱状或圆盘状。滑动销预紧压簧10以压缩姿态被限制在第二销体28与第二主铰链臂上第一通孔35的底部开口之间所限定的局部空间中。
132.第三销体29为条形柱状，其自由端贯穿出第一通孔35。第三销体29 上除去其上下两端面，其任一侧面均平行于轴向，且其中至少一个第一侧端面38为平面。
133.作为一种优选实施方式，第三销体29的自由端贯穿出第二主铰链臂上第一通孔35的底部开口，该底部开口的形状刚好允许第三销体29相对其沿轴向移动，该底部开口具有与第三销体29上为平面的侧面的相对应的内壁面，从而使得第三销体29具有在轴向上的自由度但其在周向上的转动被限制。
134.作为另一种优选实施方式，该底部开口可以是足以允许第三销体29相对其沿轴向移动的形状，并不限定其形状与第三销体29互补，并且第二主铰链臂在轴向上的底端外还配置有端盖，该端盖上开设有刚好允许第三销体 29相对其沿轴向运动的端盖通孔。端盖的外部形状可以是与第二铰链臂相匹配的圆柱状或圆盘状。在该设置下，第三销体29的一端贯穿出端盖通孔，该端部可以连接至外部驱动机构，通过外部驱动机构可以向本装置提供足以使本装置带着待展开机构一起展开的驱动力。
135.优选地，滑销9和滑销预紧压簧10等部件可以是沿第二主铰链臂上第一通孔35的底部开口装配进第一通孔35，在其置入后，将端盖按照其端盖通孔套设至第三销体29外部的方式封装在第二主铰链臂上第一通孔35的底部开口处。封装的方式可以是卡合连接或粘接或旋接等连接方式。
136.第二销体28上朝向第三销体29的一侧具有底面31。第三销体29上沿其轴向所设有的任一位置处的销体的横截面均小于底面31的面积。第三销体29的中心轴线的延长线可过底面31的物理重心。基于此，滑销预紧压簧10套设在第三销体29的外部，且其一端紧抵在第二销体28的底面 31上，另一端紧抵在第一通孔35的底面内壁上或端盖上。在该设置下，滑销预紧压簧10可均匀地向其所接触的第二销体28的底面31上的位置施加推力作用，在稳定均匀的推力作用下有利于驱使第二销体28以其与第一通孔35内壁之间为弱摩擦力且其滑动朝向一定的方式进行滑移，可靠性增强。
137.作为一种优选实施方式，第一销体27位于第二销体28的端面的边缘位置处，即第
一销体27未设置在第二销体28的中心轴线位置处。在该设置下，在折叠姿态下，滑销9与固定销的底部端面的第一位置相对应，第一位置为偏心位置且不包含或不完全包含固定销开口。在折叠姿态转换至展开姿态的过程中，滑销9始终保持其与固定销的底部端面之间的紧抵关系，并绕固定销的底部端面的局部边缘端面滑移，边缘区域不包含或不完全包含固定销开口，直至滑销9滑动至固定销的底部端面上与固定销开口所对应的第二位置。该局部边缘端面自第一位置朝向第二位置绕固定销的中心轴线连续延伸，局部边缘端面可以是倾斜式的螺旋面状，以使自第一位置处所对应的固定销在中心轴线方向上的第一轴体高度高于第二位置处所对应的固定销在中心轴线方向上的第二轴体高度。在展开过程中，滑销9受到位于其底部的滑销预紧压簧10的沿竖直轴向的推力作用，由于滑销9所滑移的局部边缘端面呈上述倾斜式的螺旋面状，在滑销9与局部边缘端面相接触的点或线或面上，滑销9所受到的沿竖直轴向的推力作用可以被分解至两个方向，其中一个是在滑销9与局部边缘端面相接触的位置的法向上的推力作用，另一个则是在滑销9与局部边缘端面相接触的位置的切向上的推力作用，该切向上的推力作用具有自第一位置延伸至第二位置的指向，即该切向上的推力作用驱使滑销9朝向本身滑销9就会在展开机构的驱动下不断靠近的第二位置移动，换而言之，在减小滑销9与固定销的底部端面之间的滑动摩擦作用的同时，滑销预紧压簧10的沿竖直轴向的推力作用同步地驱使滑销9与固定销之间的相对滑动，引导滑销9主动地向其与固定销开口相匹配的第二位置移动，从而降低了展开机构的展开过程对外部驱动作用的需求，在大型可展天线结构对连接部件用量具有如此大的需求的情况下，能够极大地降低驱动耗能。
138.作为另一种优选实施方式，第一销体27位于第二销体28的端面的中心位置处，即第一销体27设置在与第二销体28的中心轴线相对应的位置处。在该设置下，区别于第一销体27偏心设置下的情况，第一位置与第二位置均与固定销开口所在位置相对应而仅仅两者与固定销开口之间的相对位置不同，局部边缘端面不再是指固定销的底部端面上靠近外边缘的区域，而是指固定销的底部端面上靠近固定销开口的开口的区域。在该设置下，局部边缘端面仍设置为自第一位置朝向第二位置绕固定销的中心轴线连续延伸，局部边缘端面可以是倾斜式的螺旋面状，以使自第一位置处所对应的固定销在中心轴线方向上的第一轴体高度高于第二位置处所对应的固定销在中心轴线方向上的第二轴体高度。
139.使用时，以第一副铰链3和第一主铰链1作为航天飞行器展开机构的一展开侧，以第二副铰链4和第二主铰链2作为航天飞行器展开机构的另一展开侧，两主铰链扭簧5被压缩，此时航天飞行器展开机构处于折叠姿态，如图2和图3所示。需要展开时，驱使航天飞行器展开机构的两展开侧相对转动，主铰链扭簧5释放弹性势能，所有主铰链与该副铰链处于同一平面，如图4所示。当第一主铰链1与第二主铰链2展开至预设姿态时，可通过主铰链限位结构锁定主铰链单元的运动趋势。副铰链单元达到同轴条件。继而驱使副铰链单元动作，副铰链扭簧6释放弹性势能，副铰链单元相对主铰链单元转动。副铰链单元与主铰链单元之间形成90
°
的折叠姿态。可通过副铰链限位结构锁定副铰链单元的运动趋势。此时，航天飞行器展开机构展开完毕，达到锁定状态，如图5所示。从而副铰链单元在主铰链单元的展开方向形成一个很大的承力界面，以此可大幅提高展开后的刚度。在展开过程中，在展开到位前，滑销9与固定销开口13处于错位状态；当第一主铰链1与第二主铰链2即将展开至预设姿态时，滑销9与固定销开口13相对应，滑销预紧压簧10释放弹性势能，滑销9在滑销预紧压簧
10提供的驱动力作用下进入固定销开口13；只要第一主铰链1和第二主铰链2之间存在间隙，滑销预紧压簧10将继续推动滑销9前进，直到间隙消失，促使第一主铰链 1与第二主铰链2展开至预设姿态。
140.需要注意的是，上述具体实施例是示例性的，本领域技术人员可以在本发明公开内容的启发下想出各种解决方案，而这些解决方案也都属于本发明的公开范围并落入本发明的保护范围之内。本领域技术人员应该明白，本发明说明书及其附图均为说明性而并非构成对权利要求的限制。本发明的保护范围由权利要求及其等同物限定。本发明说明书包含多项发明构思，诸如“优选地”、“根据一个优选实施方式”或“可选地”均表示相应段落公开了一个独立的构思，申请人保留根据每项发明构思提出分案申请的权利。